JP5809815B2 - Preferential cooling of gas turbine nozzles - Google Patents
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Description
本明細書に開示の主題は、ガスタービンノズルに関し、特にガスタービンノズルの優先的冷却に関する。 The subject matter disclosed herein relates to gas turbine nozzles, and more particularly to preferential cooling of gas turbine nozzles.
一般的に、ガスタービンは、圧縮空気と燃料の混合物を燃焼させて、高温の燃焼ガスを創出する。燃焼ガスは、１つ以上のタービンを通り、負荷装置及び／又は圧縮機用の動力を生成する。ガスタービン内で、燃焼ガスは、ノズル及びブレードの１つ以上の段を通る。タービンノズルは、燃焼ガスをブレードに誘導するベーンの周縁リングを有する。燃焼ガスがブレードを通過すると、燃焼ガスはブレードに原動力を与え、それによってブレードを回転させて負荷装置及び／又は圧縮機用の動力が生成される。燃焼ガスは高温なので、ノズルの冷却が行われる。 In general, gas turbines burn a mixture of compressed air and fuel to create hot combustion gases. Combustion gas passes through one or more turbines and generates power for the load device and / or the compressor. Within a gas turbine, combustion gases pass through one or more stages of nozzles and blades. The turbine nozzle has a vane peripheral ring that directs combustion gases to the blades. As the combustion gas passes through the blade, the combustion gas provides motive power to the blade, thereby rotating the blade to generate power for the load device and / or the compressor. Since the combustion gas is hot, the nozzle is cooled.
したがって、ガスタービンノズルを冷却する改良された方式が望まれる。 Therefore, an improved scheme for cooling the gas turbine nozzle is desired.
特許請求の範囲に本来含まれる一部の実施形態を以下に要約する。これらの実施形態は、特許請求の範囲を限定する意図はなく、これらの実施形態は、本発明に可能な形態の簡潔な要約を提示しているにすぎない。勿論、下記の実施形態と同様の形態であっても異なる形態であっても、本発明は様々な形態を包含する。 Some embodiments that are inherently within the scope of the claims are summarized below. These embodiments are not intended to limit the scope of the claims, and these embodiments only present a concise summary of the possible forms of the invention. Of course, the present invention encompasses various forms, whether the form is the same as or different from the following embodiment.
第１の実施形態において、タービンエンジンは、円周方向に離間した複数の第１部品及び第２部品を備えるタービンノズルアセンブリと、各々が燃焼器からタービンノズルアセンブリへの高温ガス経路を画定する複数のトランジションピースとを有する。第１部品は、複数のトランジションピースのうちの２つのトランジションピースどうしの接触面に概ね位置合わせされており、第２部品は、複数のトランジションピースの個々のトランジションピースの開口に概ね位置合わせされており、第２部品は第１部品よりも多くの冷却を提供するように構成されている。 In a first embodiment, a turbine engine includes a turbine nozzle assembly that includes a plurality of circumferentially spaced first and second parts, and a plurality that each define a hot gas path from the combustor to the turbine nozzle assembly. Transition piece. The first part is generally aligned with the contact surface between two transition pieces of the plurality of transition pieces, and the second part is generally aligned with the openings of the individual transition pieces of the plurality of transition pieces. And the second part is configured to provide more cooling than the first part.
第２の実施形態において、タービンエンジンは、各々が複数のバンド部分の間に延在する、円周方向に離間した複数のベーンを備えるタービンノズルアセンブリと、各々が燃焼器からタービンノズルアセンブリへの高温ガス経路を画定する、複数のトランジションピースと、円周方向に離間した複数のベーンのうちの少なくとも１つのベーン又は複数のバンド部分のうちの少なくとも１つのバンド部分を有する第１部品と、円周方向に離間した複数のベーンのうちの少なくとも１つのベーン又は複数のバンド部分のうちの少なくとも１つのバンド部分を有する第２部品と、を有する。第２部品は、トランジションピースどうしの接触面に、又はこの接触面に隣接して設けられ、第１部品よりも少ない冷却を提供するように構成されている。 In a second embodiment, a turbine engine includes a turbine nozzle assembly comprising a plurality of circumferentially spaced vanes each extending between a plurality of band portions, each from a combustor to a turbine nozzle assembly. A plurality of transition pieces defining a hot gas path; a first part having at least one of a plurality of circumferentially spaced vanes or at least one band portion of the plurality of band portions; and a circle A second part having at least one vane of the plurality of vanes spaced apart in the circumferential direction or at least one band portion of the plurality of band portions. The second part is provided at or adjacent to the contact surfaces between the transition pieces and is configured to provide less cooling than the first part.
第３の実施形態において、タービンエンジンは、タービンノズルアセンブリと、複数の燃焼器と、各々が複数の燃焼器のうちの１つの燃焼器からタービンノズルアセンブリへの高温ガス経路を画定する、複数のトランジションピースと、を有する。タービンノズルアセンブリは、内側バンド部分の第１環状リングと、第１環状リングの周囲に設けられた外側バンド部分の第２環状リングと、第１及び第２環状リングの間に延在する複数の第１ベーンと、第１及び第２環状リングの間に延在する複数の第２ベーンと、を有する。複数の第１ベーンの個々の第１ベーンは、複数のトランジションピースのうちの２つのトランジションピースどうしの接触面に概ね位置合わせされており、複数の第２ベーンの個々の第２ベーンは燃焼器に概ね位置合わせされている。個々の第１ベーンは、個々の第２ベーンよりも少数の冷却孔を有する。 In a third embodiment, a turbine engine includes a plurality of turbine nozzle assemblies, a plurality of combustors, each defining a hot gas path from one combustor of the plurality of combustors to the turbine nozzle assembly. A transition piece. The turbine nozzle assembly includes a first annular ring of the inner band portion, a second annular ring of the outer band portion provided around the first annular ring, and a plurality of extending between the first and second annular rings. A first vane and a plurality of second vanes extending between the first and second annular rings. The individual first vanes of the plurality of first vanes are generally aligned with the contact surfaces of the two transition pieces of the plurality of transition pieces, and the individual second vanes of the plurality of second vanes are combustors. Is generally aligned. Individual first vanes have fewer cooling holes than individual second vanes.
全図面を通じて同様の符号で同様のパーツを示す添付図面を参照しながら以下の詳細な説明を読むことより、本発明のこれら及びその他の特徴、態様、及び利点の理解が深まるであろう。 These and other features, aspects, and advantages of the present invention will become better understood when the following detailed description is read with reference to the accompanying drawings, in which like reference numerals designate like parts throughout, and in which:
以下に、本発明の１つ以上の実施形態を説明する。これらの実施形態の説明を簡単にするために、本明細書では、実際の実施形態の特徴の全てを記載しないことがある。いかなる実際の実施形態の開発においても、いかなる工学的又は設計上の計画においても、実施形態ごとに異なるシステム上及びビジネス上の制約に合わせるといった、開発者の特定の目的を達成するための多くの選択が必要であることは、理解できよう。また、このような開発努力は、煩雑で時間がかかるものであるが、本開示による利益を享受する当業者にとっては、日常的な設計、製作、製造上の仕事であることも理解できよう。 The following describes one or more embodiments of the invention. To simplify the description of these embodiments, not all features of actual embodiments may be described herein. Many developments to achieve a developer's specific objectives, such as the development of any actual embodiment, any engineering or design plan, to meet different system and business constraints for each embodiment It will be understood that a choice is necessary. Also, such development efforts are cumbersome and time consuming, but those skilled in the art having the benefit of this disclosure will also understand that this is a routine design, fabrication, and manufacturing task.
本発明の様々な実施形態の要素を説明するにあたり、冠詞「ａ」「ａｎ」「ｔｈｅ」「ｓａｉｄ」は、その要素が１つ以上存在し得ることを意図している。「備える」「含む」「有する」といった表現は、包括的な意味で、列挙した要素以外にも追加の要素が存在し得ることを意図している。 In describing elements of various embodiments of the present invention, the articles “a” “an” “the” “said” are intended to indicate that one or more of the elements may be present. The expressions “comprising”, “including”, and “having” are intended to include, in a comprehensive sense, additional elements other than the listed elements.
本開示は、優先的冷却を行うように設計されたノズルアセンブリを含むガスタービンに関する。具体的には、ノズルアセンブリは、ノズルアセンブリの高温領域に対して冷却を多めに行い、ノズルアセンブリの低温領域に対して冷却を少なめに行うように設計される。各ノズルアセンブリは、内側及び外側バンド部分の間に延在する、ベーンの周縁リングを含む。各ノズルアセンブリは、ベーンの下流に設けられたシュラウド部分も含む。シュラウド部分は、外側バンド部分にほぼ隣接して延在し、燃焼ガスをガスタービンのブレードへと導く。 The present disclosure relates to a gas turbine that includes a nozzle assembly designed to provide preferential cooling. Specifically, the nozzle assembly is designed to provide more cooling for the hot regions of the nozzle assembly and less cooling for the cold regions of the nozzle assembly. Each nozzle assembly includes a vane peripheral ring extending between the inner and outer band portions. Each nozzle assembly also includes a shroud portion disposed downstream of the vane. The shroud portion extends substantially adjacent to the outer band portion and directs combustion gases to the blades of the gas turbine.
運転時、ノズルアセンブリの特定の部分が、他の部分よりも高温になることがある。したがって、同一のベーン、バンド部分、及び／又はシュラウド部分を使用するのではなく、少なくとも幾つかのベーンについては、バンド部分及び／又はシュラウド部分が、異なる冷却量を提供するように設計してもよい。例えば、ノズルの高温部に位置するベーン、バンド部分、及び／又はシュラウド部分をより多くの冷却を提供するように設計し、ノズルアセンブリの低温部に位置するベーン、バンド部分、及び／又はシュラウド部分を、より少ない冷却を提供するように設計する。一部の実施形態によると、少なくとも幾つかのベーン、バンド部分、及び／又はシュラウド部分が、異なる数の冷却孔を有する。更に、一部の実施形態によると、異なるサイズ及び／又は形状の冷却孔を使用する。また、異なる数、形状、及び／又はサイズの冷却孔を有するベーン挿入部、バンドカバー、及び／又はシュラウドカバーを使用してもよい。ノズルアセンブリの優先的冷却によって、冷却に十分な圧縮機排気の量を削減できるので、より多くの圧縮機排気を燃焼に利用し、ひいてはガスタービンエンジンの効率を向上させることができる。 During operation, certain parts of the nozzle assembly may be hotter than other parts. Thus, instead of using the same vane, band portion, and / or shroud portion, for at least some vanes, the band portion and / or shroud portion may be designed to provide different amounts of cooling. Good. For example, the vane, band portion, and / or shroud portion located in the hot portion of the nozzle is designed to provide more cooling, and the vane, band portion, and / or shroud portion located in the cold portion of the nozzle assembly Are designed to provide less cooling. According to some embodiments, at least some of the vanes, band portions, and / or shroud portions have different numbers of cooling holes. Further, according to some embodiments, cooling holes of different sizes and / or shapes are used. Also, vane inserts, band covers, and / or shroud covers having different numbers, shapes, and / or sizes of cooling holes may be used. Preferential cooling of the nozzle assembly can reduce the amount of compressor exhaust sufficient for cooling, so that more compressor exhaust can be utilized for combustion and thus improve the efficiency of the gas turbine engine.
図１は、優先的冷却用に設計されたノズルアセンブリを適用可能なガスタービンエンジン１２を含む、例示的なシステム１０を示す。一部の実施形態において、システム１０に、航空機、船舶、機関車、発電システム、又はそれらを組み合わせたものが含まれる。図示のガスタービンエンジン１２は、吸気部１６、圧縮機１８、燃焼器部２０、タービン２２、及び排気部２４を含む。タービン２２は、シャフト２６を介して圧縮機１８に結合されている。 FIG. 1 illustrates an exemplary system 10 that includes a gas turbine engine 12 that can apply a nozzle assembly designed for preferential cooling. In some embodiments, the system 10 includes an aircraft, ship, locomotive, power generation system, or a combination thereof. The illustrated gas turbine engine 12 includes an intake section 16, a compressor 18, a combustor section 20, a turbine 22, and an exhaust section 24. The turbine 22 is coupled to the compressor 18 via a shaft 26.
矢印で示すように、空気は吸気部１６を通ってガスタービンエンジン１２に進入して圧縮機１８に流入し、圧縮機１８で圧縮された後、燃焼器部２０へ進入する。図示の燃焼器部２０は、圧縮機１８とタービン２２の間のシャフト２６の周りに、同心状又は環状に設けられた燃焼器ハウジング２８を含む。圧縮機１８からの圧縮空気は、燃焼器３０に進入し、この燃焼器３０内で燃料と混合されて燃焼し、タービン２２を駆動させる。一部の実施形態によると、複数の燃焼器３０が燃焼器ハウジング２８内に環状構造で設けられる。 As indicated by arrows, air enters the gas turbine engine 12 through the intake portion 16 and flows into the compressor 18, and after being compressed by the compressor 18, enters the combustor portion 20. The illustrated combustor section 20 includes a combustor housing 28 that is provided concentrically or annularly about a shaft 26 between the compressor 18 and the turbine 22. The compressed air from the compressor 18 enters the combustor 30, is mixed with fuel in the combustor 30 and burns, and drives the turbine 22. According to some embodiments, a plurality of combustors 30 are provided in the combustor housing 28 in an annular structure.
燃焼器部２０から、高温燃焼ガスがタービン２２を通って流れ、シャフト２６を介して圧縮機１８を駆動させる。例えば、燃焼ガスは、タービン２２内のタービンロータブレードに原動力を与え、シャフト２６を回転させる。タービン２２を通過した後、高温燃焼ガスは、排気部２４を通ってガスタービンエンジン１２を出る。 From the combustor section 20, hot combustion gases flow through the turbine 22 and drive the compressor 18 via the shaft 26. For example, the combustion gas powers the turbine rotor blades in the turbine 22 and rotates the shaft 26. After passing through the turbine 22, the hot combustion gases exit the gas turbine engine 12 through the exhaust 24.
図２は、縦軸３２に沿った、図１のガスタービンエンジン１２の実施形態の側面図である。図１に関して上述したように、空気は吸気部１６を通ってガスタービンエンジン１２に進入し、圧縮機１８によって圧縮される。圧縮機１８からの圧縮空気はその後、燃焼器３０へと導かれ、燃料と混合され、高温燃焼ガスが生成される。上述のように、複数の燃焼器３０を燃焼器部２０内に環状に配置してもよい。各燃焼器３０は、高温燃焼ガスを燃焼器３０からガスタービン２２へと導くトランジションピース３３を含む。具体的には、各トランジションピース３３は、燃焼器３０からタービン２２のノズルアセンブリまでの高温ガス経路を概ね画定する。 FIG. 2 is a side view of the embodiment of the gas turbine engine 12 of FIG. As described above with respect to FIG. 1, air enters the gas turbine engine 12 through the intake 16 and is compressed by the compressor 18. The compressed air from the compressor 18 is then directed to the combustor 30 where it is mixed with fuel and hot combustion gases are produced. As described above, a plurality of combustors 30 may be annularly arranged in the combustor section 20. Each combustor 30 includes a transition piece 33 that directs hot combustion gases from the combustor 30 to the gas turbine 22. Specifically, each transition piece 33 generally defines a hot gas path from the combustor 30 to the nozzle assembly of the turbine 22.
図示のように、ガスタービン２２は３つの個別の段３４を含む。各段３４は、シャフト２６に回転可能に取り付けられたロータホイール３８に結合された一組のブレード３６を含む（図１）。格段３４は、各組のブレード３６の直ぐ上流に設けられたノズルアセンブリ４４（図３）も含む。ノズルアセンブリ４４は、燃焼ガスをブレード３６へと導き、そこで燃焼ガスがブレード３６に原動力を与え、ブレード３６を回転させることによってシャフト２６を回転させる。高温燃焼ガスはその後、排気部２４を通じてガスタービン２２を出る。 As shown, the gas turbine 22 includes three individual stages 34. Each stage 34 includes a set of blades 36 coupled to a rotor wheel 38 that is rotatably mounted on the shaft 26 (FIG. 1). The stage 34 also includes a nozzle assembly 44 (FIG. 3) provided immediately upstream of each set of blades 36. The nozzle assembly 44 directs combustion gas to the blade 36 where the combustion gas powers the blade 36 and rotates the shaft 26 by rotating the blade 36. The hot combustion gas then exits the gas turbine 22 through the exhaust 24.
タービン２２は三段タービンとして図示されているが、本明細書に記載のノズルアセンブリは、幾つの段及びシャフトを備えるいずれの適切なタイプのタービンにも適用可能である。例えば、ノズルアセンブリを、単段式のガスタービンにも、低圧タービン及び高圧タービンを含むデュアルタービンシステムにも、或いは蒸気タービンにも含めることができる。 Although the turbine 22 is illustrated as a three-stage turbine, the nozzle assembly described herein is applicable to any suitable type of turbine comprising several stages and shafts. For example, the nozzle assembly can be included in a single stage gas turbine, in a dual turbine system including a low pressure turbine and a high pressure turbine, or in a steam turbine.
図３は、図２の３−３線内のタービン２２の実施形態の詳細図である。高温燃焼ガスは、矢印で大まかに示すように、方向４２に向かって燃焼器３０（図１）からトランジションピース３３を通ってタービン２２に流入する。タービン２２は、高温燃焼ガスをブレード３６へと導く格段３４内のノズルアセンブリ４４を含む。各ノズルアセンブリ４４は、内側及び外側バンド部分４８及び５０の間に延在する、円周方向に離間したベーン４６を含む。隣接する外側バンド部分５０が互いに連結され、隣接する内側バンド部分４８の内側環状リングの周りに延在する外側環状リングが形成される。ベーン４６は概ね、内側及び外側バンド部分４８及び５０によって形成される２つの環状リングの間に延在する。 FIG. 3 is a detailed view of an embodiment of the turbine 22 in line 3-3 of FIG. The hot combustion gas flows from the combustor 30 (FIG. 1) through the transition piece 33 and into the turbine 22 in the direction 42, as roughly indicated by the arrows. Turbine 22 includes a nozzle assembly 44 within a stage 34 that directs hot combustion gases to blades 36. Each nozzle assembly 44 includes circumferentially spaced vanes 46 that extend between inner and outer band portions 48 and 50. Adjacent outer band portions 50 are joined together to form an outer annular ring that extends around the inner annular ring of adjacent inner band portion 48. Vane 46 generally extends between two annular rings formed by inner and outer band portions 48 and 50.
シュラウド部分６８が、外側バンド部分５０の下流に設けられており、ベーン４６を通過してブレード３６へと流れるように高温燃焼ガスを導く。具体的には、シュラウド部分６８が互いに連結され、外側バンド部分５０によって形成される外側環状リングに概ね位置合わせされた外側環状リングを形成する。圧縮機１８（図２）からの排気は、ベーン４６、内側及び外側バンド部分４８及び５０、シュラウド部分６８を通って導かれ、ベーン４６、内側及び外側バンド部分４８及び５０、シュラウド部分６８の冷却が行われる。本明細書に記載のノズルアセンブリを、第１段、第２段、第３段、又はそれらの組み合わせにも使用できる。 A shroud portion 68 is provided downstream of the outer band portion 50 and directs hot combustion gases to flow through the vanes 46 to the blades 36. Specifically, the shroud portions 68 are connected together to form an outer annular ring that is generally aligned with the outer annular ring formed by the outer band portion 50. Exhaust from the compressor 18 (FIG. 2) is directed through the vane 46, inner and outer band portions 48 and 50, shroud portion 68, and cooling of the vane 46, inner and outer band portions 48 and 50, shroud portion 68. Is done. The nozzle assembly described herein can also be used in the first stage, second stage, third stage, or combinations thereof.
図４は、図３の４−４線に沿った、タービン２２及び燃焼器３０の断面図である。図４に示すように、ガスタービンエンジン１２は、環状リングを形成するように円周方向に離間した燃焼器３０を含む。図４には１４個の燃焼器３０を示しているが、別の実施形態においては、ガスタービンエンジン１２内に幾つの燃焼器３０を含めてもよい。各燃焼器３０は、トランジションピース３３に概ね位置合わせされており、燃焼器３０内で生成された高温燃焼ガスがこのトランジションピース３３の開口４５を通じてノズルアセンブリ４４へと導かれる。ノズルアセンブリ４４内で、ベーン４６は、内側及び外側バンド部分４８及び５０の間で、円周方向に離間して延在する。具体的には、ベーン４６は、内側及び外側バンド部分４８及び５０によって形成される外側環状リング４９及び５１の間に延在する。ベーン４６Ａはトランジションピース３３どうしの接触面５２に概ね位置合わせされており、ベーン４６Ｂは、燃焼器３０及びトランジションピース開口４５に概ね位置合わせされている。図示のように、各ベーン４６Ａは、一対のベーン４６Ｂによって囲まれている。しかし、別の実施形態において、燃焼器３０及び／又は接触面５２に位置合わせされるベーン４６Ｂの数は様々であってよい。更に、別の実施形態において、ベーン４６Ａがトランジションピース接触面５２からオフセットして、トランジションピース接触面５２の付近に設けられていてもよい。 4 is a cross-sectional view of the turbine 22 and the combustor 30 taken along line 4-4 of FIG. As shown in FIG. 4, the gas turbine engine 12 includes combustors 30 that are circumferentially spaced to form an annular ring. Although fourteen combustors 30 are shown in FIG. 4, in other embodiments, any number of combustors 30 may be included in the gas turbine engine 12. Each combustor 30 is generally aligned with the transition piece 33, and hot combustion gas generated in the combustor 30 is guided to the nozzle assembly 44 through the opening 45 of the transition piece 33. Within nozzle assembly 44, vanes 46 extend circumferentially apart between inner and outer band portions 48 and 50. Specifically, the vane 46 extends between outer annular rings 49 and 51 formed by inner and outer band portions 48 and 50. The vane 46A is generally aligned with the contact surfaces 52 of the transition pieces 33, and the vane 46B is generally aligned with the combustor 30 and the transition piece opening 45. As illustrated, each vane 46A is surrounded by a pair of vanes 46B. However, in other embodiments, the number of vanes 46B aligned with the combustor 30 and / or the contact surface 52 may vary. Furthermore, in another embodiment, the vane 46 </ b> A may be offset from the transition piece contact surface 52 and provided near the transition piece contact surface 52.
シュラウド部分６８の外側環状リング７０は、外側バンド部分５０の外側環状リング５１に沿って環状に延在する。シュラウド部分６８Ａはトランジションピース接触面５２に位置合わせされ、シュラウド部分６８Ｂは燃焼器３０及びトランジションピース開口４５に概ね位置合わせされる。図示のように、シュラウド部分６８Ａは外側バンド部分５０Ａに概ね位置合わせされ、シュラウド部分６８Ｂは外側バンド部分５０Ｂに概ね位置合わせされる。しかし、別の実施形態では、シュラウド部分６８Ａ及び６８Ｂとバンド部分５０Ａ及び５０Ｂは、互いにオフセットしていてもよい。 The outer annular ring 70 of the shroud portion 68 extends annularly along the outer annular ring 51 of the outer band portion 50. The shroud portion 68A is aligned with the transition piece contact surface 52, and the shroud portion 68B is generally aligned with the combustor 30 and the transition piece opening 45. As shown, the shroud portion 68A is generally aligned with the outer band portion 50A, and the shroud portion 68B is generally aligned with the outer band portion 50B. However, in other embodiments, shroud portions 68A and 68B and band portions 50A and 50B may be offset from each other.
燃焼器３０は、通常、ノズルアセンブリ４４内に冷寒及び高温領域の繰り返しパターンを形成する。具体的には、冷寒領域（ｃｏｏｌｅｒ ａｒｅａ）がトランジションピース３３どうしの接触面５２の付近に存在し、高温領域が燃焼器３０に概ね位置合わせされたベーン４６Ｂの付近に存在する。一部の実施形態において、トランジションピース３３どうしの接触面５２は、冷却空気がその内部を流れる空間を含み、これによってトランジションピースの接触面５２がより低温になる。また、トランジションピース接触面５２は、燃焼器３０の最高温部分から遠く離れて位置する。こうした温度差によって、トランジションピース接触面５２の近くに設けられたベーン４６Ａが比較的低温にさらされ、燃焼器３０の更に近くに設けられたベーン４６Ｂが比較的高温にさらされる。一部の実施形態によると、ノズルアセンブリ４４の温度プロファイルを、数値流体力学（ＣＦＤ）モデル等の試験データやモデルを使用してマッピングする。また、一部の実施形態において、ベーン４６Ａがさらされる温度は、ベーン４６Ｂがさらされる温度よりも約５００から８００°Ｆ（２６０から４３０°Ｃ）、及びその間の全ての範囲の温度だけ低くなる。別の実施形態において、ベーン４６Ａがさらされる温度は、ベーン４６Ｂがさらされる温度よりも約１０から５０パーセント、及びその間の全ての範囲の温度だけ低くなる。 The combustor 30 typically forms a repetitive pattern of cold and hot regions within the nozzle assembly 44. Specifically, a cooler area (cooler area) exists in the vicinity of the contact surface 52 between the transition pieces 33, and a high temperature area exists in the vicinity of the vane 46 </ b> B substantially aligned with the combustor 30. In some embodiments, the contact surfaces 52 between the transition pieces 33 include a space through which cooling air flows, thereby lowering the contact surfaces 52 of the transition pieces. Further, the transition piece contact surface 52 is located far from the highest temperature portion of the combustor 30. Due to this temperature difference, the vane 46A provided near the transition piece contact surface 52 is exposed to a relatively low temperature, and the vane 46B provided closer to the combustor 30 is exposed to a relatively high temperature. According to some embodiments, the temperature profile of the nozzle assembly 44 is mapped using test data and models such as a computational fluid dynamics (CFD) model. Also, in some embodiments, the temperature to which vane 46A is exposed is about 500 to 800 ° F. (260 to 430 ° C.), and all ranges in between, lower than the temperature to which vane 46B is exposed. . In another embodiment, the temperature to which vane 46A is exposed is about 10 to 50 percent lower than the temperature to which vane 46B is exposed, and all ranges in between.
内側及び外側バンド部分４８及び５０、シュラウド部分６８にも、同様の温度差があってもよい。例えば、トランジションピース接触面５２に概ね位置合わせされる内側及び外側バンド部分４８Ａ及び５０Ａ、シュラウド部分６８Ａは、内側及び外側バンド部分４８Ｂ及び５０Ｂ、内側及び外側バンド部分４８Ａ及び５０Ａの間に設けられたシュラウド部分６８Ｂよりも低温になる。一部の実施形態によると、バンド部分４８Ａ及び５０Ａ、シュラウド部分６８Ａは、バンド部分４８Ｂ及び５０Ｂ、シュラウド部分６８Ｂの温度よりも、約５００から１２００°Ｆ（２６０°Ｃから６５０°Ｃ）、及びその間の全ての範囲のだけ低温になる。別の実施形態において、バンド部分４８Ａ及び５０Ａ、シュラウド部分６８Ａは、バンド部分４８Ｂ及び５０Ｂ、シュラウド部分６８Ｂの温度よりも、約１０から７０パーセント、及びその間の全ての範囲の温度だけ低温になる。 The inner and outer band portions 48 and 50 and the shroud portion 68 may have similar temperature differences. For example, inner and outer band portions 48A and 50A, shroud portion 68A that are generally aligned with transition piece contact surface 52, are provided between inner and outer band portions 48B and 50B, and inner and outer band portions 48A and 50A. The temperature is lower than that of the shroud portion 68B. According to some embodiments, the band portions 48A and 50A, the shroud portion 68A are about 500 to 1200 ° F. (260 ° C. to 650 ° C.), and the temperature of the band portions 48B and 50B, shroud portion 68B, and The temperature is lowered only in the entire range in the meantime. In another embodiment, the band portions 48A and 50A, shroud portion 68A are about 10 to 70 percent cooler than the temperature of the band portions 48B and 50B, shroud portion 68B, and all ranges in between.
トランジションピース接触面５２及びベーン４６Ｂの付近に設けられたベーン４６Ａ、バンド部分４８Ａ及び５０Ａ、シュラウド部分６８Ａと、トランジションピース接触面５２から比較的遠く離れて設けられたバンド部分４８Ｂ及び５０Ｂ、シュラウド部分６８Ｂとの間で繰り返される温度差によって、ベーン４６Ａ、バンド部分４８Ａ及び５０Ａ、シュラウド部分６８Ａで必要な冷却は、ベーン４６Ｂ、バンド部分４８Ｂ及び５０Ａ、シュラウド部分６８Ｂよりも少なくなる。したがって、ベーン４６、バンド部分４８Ａ及び５０Ａ、シュラウド部分６８Ａを、少なめの冷却を行うように設計し、ベーン４６Ｂ、バンド部分４８Ｂ及び５０Ａ、シュラウド部分６８Ｂを多め冷却を行うように設計してもよい。 Vane 46A, band portions 48A and 50A, shroud portion 68A provided near transition piece contact surface 52 and vane 46B, and band portions 48B and 50B, shroud portion provided relatively far from transition piece contact surface 52 Due to repeated temperature differences with 68B, less cooling is required in vane 46A, band portions 48A and 50A, and shroud portion 68A than in vane 46B, band portions 48B and 50A, and shroud portion 68B. Accordingly, the vane 46, the band portions 48A and 50A, and the shroud portion 68A may be designed to perform less cooling, and the vane 46B, the band portions 48B and 50A, and the shroud portion 68B may be designed to perform more cooling. .
図５は、低温領域に設けられたベーン４６Ａ、バンド部分４８Ａ及び５０Ａを示すと共に、高温領域に設けられたベーン４６Ｂ、バンド部分４８Ｂ及び５０Ｂを示す、ノズルアセンブリ４４の部分斜視図である。一部の実施形態によると、ベーン４６Ａ、及び／又はバンド部分４８Ａ及び５０Ａを単一の材料で構成し、ベーン４６Ｂ、バンド部分４８Ｂ及び５０Ｂをより高温に耐えられるように設計された別の材料で構成する。例えば、一部の実施形態において、ベーン４６Ａ、バンド部分４８Ａ及び５０Ａは、ニッケル基超合金Ｒｅｎｅ（商標）８０等の等軸晶合金で構成される。こうした実施形態において、高温領域に設けられたベーン４６Ｂ、バンド部分４８Ｂ及び５０Ｂを、ニッケル基超合金Ｎ５等の単結晶合金で構成する。 FIG. 5 is a partial perspective view of the nozzle assembly 44 showing the vane 46A and the band portions 48A and 50A provided in the low temperature region and the vane 46B and the band portions 48B and 50B provided in the high temperature region. According to some embodiments, vane 46A and / or band portions 48A and 50A are composed of a single material and vane 46B, band portions 48B and 50B are another material designed to withstand higher temperatures. Consists of. For example, in some embodiments, vane 46A and band portions 48A and 50A are comprised of an equiaxed alloy such as nickel-base superalloy Rene ™ 80. In such an embodiment, the vane 46B and the band portions 48B and 50B provided in the high temperature region are made of a single crystal alloy such as a nickel-base superalloy N5.
ベーン４６、バンド部分４８及び５０を異なる材料で構成することに加えて、或いは異なる材料で構成する代わりに、ベーン４６、バンド部分４８及び５０を、異なる量の冷却流を供給するように設計してもよい。ベーン４６、バンド部分４８及び５０は、衝突冷却及び／又はフィルム冷却を行う冷却孔５４を含む。例えば、冷却空気がベーン４６、バンド部分４８及び５０の内部を流れて、衝突冷却が行われる。冷却空気は、１つ以上の入口穴（図示せず）を通じて、ベーン４６、バンド部分４８及び５０の内部に進入する。冷却空気はその後、冷却孔５４を通じてベーン４６、バンド部分４８及び５０を出て、ベーン４６、バンド部分４８及び５０の外面のフィルム冷却を行う。 In addition to or instead of configuring the vane 46, band portions 48 and 50 with different materials, the vane 46, band portions 48 and 50 are designed to provide different amounts of cooling flow. May be. The vane 46 and the band portions 48 and 50 include cooling holes 54 for impact cooling and / or film cooling. For example, cooling air flows through the inside of the vane 46 and the band portions 48 and 50, and collision cooling is performed. Cooling air enters the interior of the vane 46, band portions 48 and 50 through one or more inlet holes (not shown). Thereafter, the cooling air exits the vanes 46 and the band portions 48 and 50 through the cooling holes 54 to cool the outer surfaces of the vanes 46 and the band portions 48 and 50.
冷却孔５４の数は、ベーン４６、内側バンド部分４８、外側バンド部分５０、又はこれらの組み合わせにおいて異なってもいてよい。具体的には、低温領域に設けられたベーン４６Ａ及び／又はバンド部分４８Ａ及び５０Ａは、温暖領域に設けられたベーン４６Ｂ、バンド部分４８Ｂ及び５０Ｂよりも、少ない冷却孔５４を有してもよい。一部の実施形態によると、ベーン４６Ａ、及び／又はバンド部分４８Ａ及び５０Ａは、高温領域に設けられたベーン４６Ｂ、バンド部分４８Ｂ及び５０Ｂの、約１０から９０パーセント、及びその間の全ての範囲で少ない数の冷却孔５４を有する。別の実施形態において、ベーン４６Ａ、及び／又はバンド部分４８Ａ及び５０Ａは、高温領域に設けられたベーン４６Ｂ、バンド部分４８Ｂ及び５０Ｂよりも、少なくとも約１０、２０、３０、４０、５０、６０、７０、８０、又は９０パーセントだけ少ない数の冷却孔５４を有する。冷却孔５４のこの数の差によって、多めの冷却流を、高温領域に位置するベーン４６Ｂ、バンド部分４８Ｂ及び５０Ｂへと導く一方で、少なめの冷却流を、低温領域に位置するベーン４６Ａ、バンド部分４８Ａ及び５０Ａへと導くようにできる。ベーン４６Ａ、内側バンド部分４８Ａ、及び外側バンド部分５０Ａのうちの幾つか又は全てが、ベーン４６Ｂ、内側バンド部分４８Ｂ、外側バンド部分５０Ｂよりも少ない数の冷却孔５４を有してもよい。 The number of cooling holes 54 may vary in the vane 46, the inner band portion 48, the outer band portion 50, or a combination thereof. Specifically, the vane 46A and / or the band portions 48A and 50A provided in the low temperature region may have fewer cooling holes 54 than the vane 46B and the band portions 48B and 50B provided in the warm region. . According to some embodiments, the vane 46A and / or the band portions 48A and 50A are about 10 to 90 percent of the vane 46B and the band portions 48B and 50B provided in the high temperature region, and all ranges therebetween. A small number of cooling holes 54 are provided. In another embodiment, vane 46A and / or band portions 48A and 50A are at least about 10, 20, 30, 40, 50, 60, more than vane 46B and band portions 48B and 50B provided in the high temperature region. The number of cooling holes 54 is reduced by 70, 80, or 90 percent. This difference in the number of cooling holes 54 directs a larger cooling flow to vanes 46B and band portions 48B and 50B located in the high temperature region, while a smaller cooling flow leads to vanes 46A and bands located in the low temperature region. Can lead to portions 48A and 50A. Some or all of vane 46A, inner band portion 48A, and outer band portion 50A may have fewer cooling holes 54 than vane 46B, inner band portion 48B, and outer band portion 50B.
別の実施形態において、冷却孔５４の相対的なサイズ及び／又は形状は、ベーン４６Ａ、及び／又はバンド部分４８Ａ及び５０Ａにおいて、ベーン４６Ｂ、及び／又はバンド部分４８Ｂ及び５０Ｂよりも少ない冷却を行うように、異なっていてもよい。例えば、ベーン４６Ａ、バンド部分４８Ａ及び５０Ａは、ベーン４６Ｂ、バンド部分４８Ｂ及び５０Ｂよりも小さい冷却孔５４を有してもよい。別の例において、ベーン４６Ａ、バンド部分４８Ａ及び５０Ａは、小さめの円形の冷却孔５４を有し、ベーン４６Ｂ、バンド部分４８Ｂ及び５０Ｂは、大きめの非円形（例えば、とりわけ長方形、正方形、又は三角形）の冷却孔５４を有してもよい。また別の例において、冷却孔５４のパターンは、ベーン４６Ａ、及び／又はバンド部分４８Ａ及び５０Ａと、ベーン４６Ｂ、及び／又はバンド部分４８Ｂ及び５０Ｂとの間で、異なってもよい。一部の実施形態において、対流冷却を強化するために、対流経路及び撹拌機等のような表面的な特徴を、ベーン４６、及び／又はバンド部分４８及び５０の外面に含めてもよい。これらの実施形態では、ベーン４６Ａ、及び／又はバンド部分４８Ａ及び５０Ａにおいて、ベーン４６Ｂ、及び／又はバンド部分４８Ｂ及び５０Ｂにおいてよりも少ない冷却を行うために、表面的な特徴の数、サイズ、形状、及び／又は幾何形状が異なっていてもよい。 In another embodiment, the relative size and / or shape of the cooling holes 54 provides less cooling in the vane 46A and / or band portions 48A and 50A than in the vane 46B and / or band portions 48B and 50B. As may be different. For example, vane 46A and band portions 48A and 50A may have cooling holes 54 that are smaller than vane 46B and band portions 48B and 50B. In another example, vane 46A, band portions 48A and 50A have smaller circular cooling holes 54, and vane 46B, band portions 48B and 50B are larger non-circular (eg, inter alia rectangular, square or triangular). ) Cooling holes 54. In yet another example, the pattern of cooling holes 54 may differ between vane 46A and / or band portions 48A and 50A and vane 46B and / or band portions 48B and 50B. In some embodiments, surface features such as convection paths and agitators may be included on the vane 46 and / or the outer surface of the band portions 48 and 50 to enhance convective cooling. In these embodiments, the number, size, and shape of surface features to provide less cooling in vane 46A and / or band portions 48A and 50A than in vane 46B and / or band portions 48B and 50B. And / or geometric shapes may be different.
一部の実施形態によると、ベーン４６Ａ、及び／又はバンド部分４８Ａ及び５０Ａの冷却孔開口の総面積は、ベーン４６Ｂ、及び／又はバンド部分４８Ｂ及び５０Ｂの冷却孔開口の総面積の約１０から９０パーセント、及びその間の全ての範囲の面積である。また、別の実施形態において、冷却孔５４の幾何形状は、低温領域に設けられたベーン４６Ａ、及び／又はバンド部分４８Ａ及び５０Ａと、高温領域に設けられたベーン４６Ｂ、及び／又はバンド部分４８Ｂ及び５０Ｂとの間で異なっていてもよい。例えば、一部の実施形態において、トランジションピース接触面５２（図４）に最も近い、ベーン４６Ａの接触面側５６に設けられた冷却孔５４は、冷却流がトランジションピース接触面５２から遠ざかって高温領域に設けられたベーン４６Ｂに向かって流れるように角度付けされる。また、一部の実施形態において、ベーン４６Ａの非接触面側５７上に位置する冷却孔５４も、ベーン４６Ｂに向かって角度付けされる。 According to some embodiments, the total area of the cooling hole openings of vane 46A and / or band portions 48A and 50A is from about 10 of the total area of the cooling hole openings of vane 46B and / or band portions 48B and 50B. 90 percent, and the total area in between. In another embodiment, the geometry of the cooling holes 54 may include vanes 46A and / or band portions 48A and 50A provided in the low temperature region, and vanes 46B and / or band portions 48B provided in the high temperature region. And 50B. For example, in some embodiments, the cooling holes 54 provided on the contact surface side 56 of the vane 46A, closest to the transition piece contact surface 52 (FIG. 4), cause the cooling flow to move away from the transition piece contact surface 52 and become hot. It is angled so as to flow toward the vane 46B provided in the region. In some embodiments, the cooling holes 54 located on the non-contact surface side 57 of the vane 46A are also angled toward the vane 46B.
ベーン４６、バンド部分４８及び５０に位置する冷却孔５４の数、形状、及び／又はサイズを異ならせることに加えて、又は異ならせる代わりに、図６に示すように、ベーン挿入部５８及び６０に含まれる冷却孔５４の数を異ならせてもよい。各ベーン４６は、中空であり、挿入部５８及び６０を受け入れる開口６２及び６４を含む。挿入部５８及び６０も中空であり、圧縮機からの冷却空気を受け取る。具体的には、冷却空気は、挿入部５８及び６０の内部に進入し、挿入部５８及び６０内の冷却孔５４を通じてベーン４６の内壁６５に向かって流出する。冷却空気はその後、ベーン４６内に含まれる冷却孔５４を通じて、ベーン４６を出る。一部の実施形態によると、挿入部５８及び６０は、ベーン４６の内壁に蝋付け、又はその他の方法で固着される。また、別の実施形態では、幾つの挿入部５８及び６０をベーン４６に使用してもよい。 In addition to or instead of varying the number, shape, and / or size of the cooling holes 54 located in the vane 46, band portions 48 and 50, as shown in FIG. The number of cooling holes 54 included in each of them may be varied. Each vane 46 is hollow and includes openings 62 and 64 that receive inserts 58 and 60. Inserts 58 and 60 are also hollow and receive cooling air from the compressor. Specifically, the cooling air enters the insertion portions 58 and 60 and flows out toward the inner wall 65 of the vane 46 through the cooling holes 54 in the insertion portions 58 and 60. The cooling air then exits the vane 46 through cooling holes 54 contained in the vane 46. According to some embodiments, the inserts 58 and 60 are brazed or otherwise secured to the inner wall of the vane 46. In another embodiment, any number of inserts 58 and 60 may be used for the vane 46.
図６に示すように、低温領域に設けられたベーン４６Ａ用の挿入部５８Ａ及び６０Ａは、高温領域のベーン４６Ｂ用の挿入部５８Ｂ及び６０Ｂよりも少数の冷却孔５４を含む。一部の実施形態によると、挿入部５８Ａ及び６０Ａは、挿入部５８Ｂ及び６０Ｂよりも、約１０から９０パーセント、及びその間の全ての範囲の数だけ少ない冷却孔５４を含む。更に、別の実施形態では、挿入部５８Ａ及び６０Ａにおいて、挿入部５８Ｂ及び６０Ｂにおいてよりも少ない冷却流を供給するために、冷却孔５４のサイズ及び／又は形状を、挿入部５８Ａ及び６０Ａと、挿入部５８Ｂ及び６０Ｂとの間で異ならせる。また、別の実施形態において、冷却流をベーン４６の非接触面側５７（図５）に向けて導くために、冷却孔５４の幾何形状を、挿入部５８Ａ及び６０Ａにおいて異ならせる。また、一部の実施形態において、挿入部５８及び６０の冷却孔５４は、挿入部５８Ａ及び６０Ａと挿入部５８Ｂ及び６０Ｂとの間でサイズ及び／又は形状が異なる内部通路に接続される。 As shown in FIG. 6, the insertion portions 58A and 60A for the vane 46A provided in the low temperature region include fewer cooling holes 54 than the insertion portions 58B and 60B for the vane 46B in the high temperature region. According to some embodiments, inserts 58A and 60A include approximately 10 to 90 percent fewer cooling holes 54 than inserts 58B and 60B, and a number in the entire range therebetween. Furthermore, in another embodiment, the size and / or shape of the cooling hole 54 may be reduced with the inserts 58A and 60A to provide less cooling flow at the inserts 58A and 60A than at the inserts 58B and 60B. Different between the insertion portions 58B and 60B. In another embodiment, the geometry of the cooling holes 54 is made different at the inserts 58A and 60A to direct the cooling flow toward the non-contact surface side 57 (FIG. 5) of the vane 46. Further, in some embodiments, the cooling holes 54 of the insertion portions 58 and 60 are connected to internal passages having different sizes and / or shapes between the insertion portions 58A and 60A and the insertion portions 58B and 60B.
図７に示すように、優先的冷却を行うにあたり、バンドカバー６６の冷却孔５４の数も異ならせてもよい。バンドカバー６６は、バンド部分４８及び５０の内面６８（図５）上に設けられ、バンド部分４８及び５０に追加の冷却を行う。冷却孔５４の数は、高温領域に設けられたバンドカバー６６Ｂと、低温領域に設けられたバンドカバー６６Ａとの間で異なってもよい。一部の実施形態によると、バンドカバー６６Ａは、バンドカバー６６Ｂよりも約１０から９０パーセント、及びその間の全ての範囲の数だけ少ない冷却孔５４を含む。また、別の実施形態において、冷却孔５４のサイズ、形状、及び／又は幾何形状は、バンドカバー６６Ａ及び６６Ｂの間で異なってもよい。例えば、低温領域に設けられたバンドカバー６６Ａは、高温領域に設けられたバンドカバー６６Ｂよりも小さい冷却孔５４を含む。また、別の実施形態において、低温領域に設けられたバンドカバー６６Ａは、温暖領域に設けられたバンドカバー６６Ｂに向けて流れを導くように設計された冷却孔５４を含む。 As shown in FIG. 7, the number of cooling holes 54 in the band cover 66 may be varied when performing preferential cooling. A band cover 66 is provided on the inner surface 68 (FIG. 5) of the band portions 48 and 50 to provide additional cooling to the band portions 48 and 50. The number of the cooling holes 54 may be different between the band cover 66B provided in the high temperature region and the band cover 66A provided in the low temperature region. According to some embodiments, the band cover 66A includes about 10 to 90 percent less cooling holes 54 than the band cover 66B, and by a number in the entire range therebetween. In another embodiment, the size, shape, and / or geometry of the cooling holes 54 may vary between the band covers 66A and 66B. For example, the band cover 66A provided in the low temperature region includes a cooling hole 54 that is smaller than the band cover 66B provided in the high temperature region. In another embodiment, the band cover 66A provided in the low temperature region includes a cooling hole 54 designed to guide the flow toward the band cover 66B provided in the warm region.
図８は、低温領域に設けられたシュラウド部分６８Ａと、高温領域に設けられたシュラウド部分６８Ｂとを示す、ノズルアセンブリ４４の部分斜視図である。一部の実施形態によると、シュラウド部分６８Ａを単一の材料で構成し、シュラウド部分６８Ｂをより高温に耐えられるように設計された別の材料で構成してもよい。例えば、一部の実施形態において、シュラウド部分６８Ａは、ニッケル基超合金Ｒｅｎｅ（商標）８０等の等軸晶合金で構成される。これらの実施形態において、高温領域に設けられたシュラウド部分６８Ｂは、ニッケル基超合金Ｎ５等の単結晶合金で構成される。 FIG. 8 is a partial perspective view of the nozzle assembly 44 showing a shroud portion 68A provided in the low temperature region and a shroud portion 68B provided in the high temperature region. According to some embodiments, the shroud portion 68A may be composed of a single material and the shroud portion 68B may be composed of another material designed to withstand higher temperatures. For example, in some embodiments, shroud portion 68A is comprised of an equiaxed alloy such as nickel-base superalloy Rene ™ 80. In these embodiments, the shroud portion 68B provided in the high temperature region is made of a single crystal alloy such as a nickel-base superalloy N5.
シュラウド部分６８を異なる材料で構成することに加えて、又は異なる材料で構成する代わりに、シュラウド部分６８を異なる量の冷却流を供給するように設計してもよい。ベーン４６、バンド部分４８及び５０と同様に、シュラウド部分６８は、衝突冷却及び／又はフィルム冷却を行う冷却孔５４を含む。優先的冷却を行うにあたり、冷却孔５４の数をシュラウド部分６８において異ならせてもよい。具体的には、低温領域に設けられたシュラウド部分６８Ａは、温暖領域に設けられたシュラウド部分６８Ｂよりも少数の冷却孔５４を有してもよい。一部の実施形態によると、シュラウド部分６８Ａは、高温領域に設けられたシュラウド部分６８Ｂよりも、約１０から９０パーセント、及びその間の全ての範囲だけ少数の冷却孔５４を有する。別の実施形態において、シュラウド部分６８Ａは、高温領域に設けられたシュラウド部分６８Ｂよりも、少なくとも約１０、２０、３０、４０、５０、６０、７０、８０、又は９０パーセントだけ少数の冷却孔５４を有する。冷却孔５４のこの数の差によって、多めの冷却流が、高温領域に位置するシュラウド部分６８Ｂを通り、少なめの冷却流が、低温領域に位置するシュラウド部分６８Ａを通るように、冷却流を導くことができる。 In addition to or instead of configuring the shroud portion 68 with a different material, the shroud portion 68 may be designed to provide different amounts of cooling flow. Similar to vane 46 and band portions 48 and 50, shroud portion 68 includes cooling holes 54 for impact cooling and / or film cooling. In performing preferential cooling, the number of cooling holes 54 may be varied in the shroud portion 68. Specifically, the shroud portion 68A provided in the low temperature region may have fewer cooling holes 54 than the shroud portion 68B provided in the warm region. According to some embodiments, the shroud portion 68A has about 10 to 90 percent fewer cooling holes 54 than the shroud portion 68B provided in the high temperature region, and all in between. In another embodiment, the shroud portion 68A has fewer cooling holes 54 by at least about 10, 20, 30, 40, 50, 60, 70, 80, or 90 percent than the shroud portion 68B provided in the hot zone. Have This difference in the number of cooling holes 54 directs the cooling flow such that more cooling flow passes through the shroud portion 68B located in the high temperature region and less cooling flow passes through the shroud portion 68A located in the low temperature region. be able to.
別の実施形態において、冷却孔５４の相対的なサイズ、形状、及び／又は幾何形状を異ならせることで、シュラウド部分６８Ａにおいて、シュラウド部分６８Ｂよりも少ない冷却を行うようにしてもよい。例えば、シュラウド部分６８Ａは、シュラウド部分６８Ｂよりも小さい冷却孔５４を有する。別の実施形態において、シュラウド部分６８Ａは小さめの円形の冷却孔５４を有し、シュラウド部分６８Ｂは大きめの非円形（例えば、とりわけ長方形、正方形、又は三角形）の冷却孔５４を有する。また別の実施形態において、冷却孔５４のパターンを、シュラウド部分６８Ａとシュラウド部分６８Ｂとの間で異ならせてもよい。更に、別の実施形態において、低温領域に設けられたシュラウド部分６８Ａは、温暖領域に設けられたシュラウド部分６８Ｂに向かって流れを導くように設計された冷却孔５４を含む。一部の実施形態によると、シュラウド部分６８Ａの冷却孔開口の総面積は、シュラウド部分６８Ｂの冷却孔開口の総面積の約１０から９０パーセント、及びその間の全ての範囲の面積である。 In other embodiments, the relative size, shape, and / or geometry of the cooling holes 54 may be varied to provide less cooling in the shroud portion 68A than in the shroud portion 68B. For example, the shroud portion 68A has a cooling hole 54 that is smaller than the shroud portion 68B. In another embodiment, shroud portion 68A has smaller circular cooling holes 54 and shroud portion 68B has larger non-circular (eg, rectangular, square, or triangular) cooling holes 54, respectively. In another embodiment, the pattern of cooling holes 54 may be different between shroud portion 68A and shroud portion 68B. Furthermore, in another embodiment, the shroud portion 68A provided in the cold region includes a cooling hole 54 designed to direct the flow toward the shroud portion 68B provided in the warm region. According to some embodiments, the total area of the cooling hole openings in the shroud portion 68A is about 10 to 90 percent of the total area of the cooling hole openings in the shroud section 68B, and all areas in between.
図９に示すように、優先的冷却を行うにあたり、シュラウドカバー７０の冷却孔５４の数も異なっていてよい。シュラウドカバー７０は、シュラウド部分６８の内面７２（図８）に設けられ、シュラウド部分６８に追加の冷却を提供する。冷却孔５４の数は、高温領域に設けられたシュラウドカバー７０Ｂと、低温領域に設けられたシュラウドカバー７０Ａとの間で、異なっていてもよい。一部の実施形態によると、シュラウドカバー７０Ａは、シュラウドカバー７０Ｂよりも、約１０から９０パーセント、及びその間の全ての範囲だけ少数の冷却孔５４を含む。更に、別の実施形態において、冷却孔５４のサイズ、形状、及び／又は幾何形状は、シュラウドカバー７０Ａと７０Ｂとの間で異なっていてもよい。例えば、低温領域に設けられたシュラウドカバー７０Ａは、高温領域に設けられたシュラウドカバー７０Ｂよりも小さい冷却孔５４を含む。更に、別の例では、低温領域に設けられたシュラウドカバー７０Ａは、温暖領域に設けられたシュラウドカバー７０Ｂに向かって流れを導くように設計された冷却孔５４を含む。 As shown in FIG. 9, the number of cooling holes 54 in the shroud cover 70 may be different when performing preferential cooling. A shroud cover 70 is provided on the inner surface 72 (FIG. 8) of the shroud portion 68 and provides additional cooling to the shroud portion 68. The number of cooling holes 54 may be different between the shroud cover 70B provided in the high temperature region and the shroud cover 70A provided in the low temperature region. According to some embodiments, shroud cover 70A includes fewer cooling holes 54 than shroud cover 70B by about 10 to 90 percent, and all in between. Further, in another embodiment, the size, shape, and / or geometry of the cooling holes 54 may differ between the shroud covers 70A and 70B. For example, the shroud cover 70A provided in the low temperature region includes a cooling hole 54 that is smaller than the shroud cover 70B provided in the high temperature region. Furthermore, in another example, the shroud cover 70A provided in the low temperature region includes a cooling hole 54 designed to direct the flow toward the shroud cover 70B provided in the warm region.
本明細書では、最適な態様も含め、例を用いて本発明を開示しており、これによって当業者は、あらゆる装置又はシステムの作製及び使用、並びに付随するあらゆる方法の実行を含め、本発明を実施できる。本発明の特許請求の範囲は、請求項に明示されると共に、当業者に想到可能なその他の例も含む。こうしたその他の例は、請求項の文言と相違ない構成要素を含む場合、又は請求項の文言と殆ど変わらない等価の構成要素を含む場合、特許請求の範囲に含まれるものとする。 This written description uses examples to disclose the invention, including the best mode, and to enable any person skilled in the art to make and use the invention, including making and using any device or system and performing any attendant methods. Can be implemented. The claims of the present invention are set forth in the claims, and may include other examples that can occur to those skilled in the art. Such other examples are intended to be within the scope of the claims if they contain components that do not differ from the claim language, or if they contain equivalent components that do not differ much from the claim language.
１０ システム
１２ ガスタービンエンジン
１６ 吸気部
１８ 圧縮機
２０ 燃焼器部
２２ タービン
２４ 排気部
２６ シャフト
２８ 燃焼器ハウジング
３０ 燃焼器
３２ 軸
３３ トランジションピース
３４ 段
３６ ブレード
３８ ロータホイール
４２ 方向
４４ ノズルアセンブリ
４５ トランジションピース開口
４６ ベーン
４８ 内側バンド部分
４９ 内側リング
５０ 外側バンド部分
５１ 外側リング
５２ 接触面
５４ 冷却孔
５６ 接触面側
５７ 非接触面側
５８ 挿入部
６０ 挿入部
６２ 開口
６４ 開口
６６ バンドカバー
６８ シュラウド部分
７０ シュラウドカバー
７２ 内面
DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 System 12 Gas turbine engine 16 Intake part 18 Compressor 20 Combustor part 22 Turbine 24 Exhaust part 26 Shaft 28 Combustor housing 30 Combustor 32 Axis 33 Transition piece 34 Stage 36 Blade 38 Rotor wheel 42 Direction 44 Nozzle assembly 45 Transition piece Opening 46 Vane 48 Inner band part 49 Inner ring 50 Outer band part 51 Outer ring 52 Contact surface 54 Cooling hole 56 Contact surface side 57 Non-contact surface side 58 Insertion part 60 Insertion part 62 Opening 64 Opening 66 Band cover 68 Shroud part 70 Shroud Cover 72 Inside
Claims (9)
複数の、円周方向に離間した第１部品（４６Ａ、４８Ａ、５０Ａ、５８Ａ、６０Ａ、６８Ａ）及び第２部品（４６Ｂ、４８Ｂ、５０Ｂ、５８Ｂ、６０Ｂ、６８Ｂ）を備えるタービンノズルアセンブリ（４４）と、
各々が燃焼器（３０）から前記タービンノズルアセンブリ（４４）への高温ガス経路を画定する複数のトランジションピース（３３）と、を有し、
前記第１部品（４６Ａ、４８Ａ、５０Ａ、５８Ａ、６０Ａ、６８Ａ）は、前記複数のトランジションピース（３３）のうちの２つのトランジションピース（３３）どうしの接触面（５２）に概ね位置合わせされており、前記第２部品（４６Ｂ、４８Ｂ、５０Ｂ、５８Ｂ、６０Ｂ、６８Ｂ）は、前記複数のトランジションピースのうちの個々のトランジションピースの開口に概ね位置合わせされており、前記第１部品（４６Ａ、４８Ａ、５０Ａ、５８Ａ、６０Ａ、６８Ａ）は、前記第２部品（４６Ｂ、４８Ｂ、５０Ｂ、５８Ｂ、６０Ｂ、６８Ｂ）に向かって流れを導くように設計された冷却孔（５４）を含み、前記第２部品は前記第１部品（４６Ａ、４８Ａ、５０Ａ、５８Ａ、６０Ａ、６８Ａ）よりも多くの冷却を提供するように構成されており、
前記第１部品（６８Ａ）及び前記第２部品（６８Ｂ）が円周方向に互いに隣接するタービンノズルシュラウド部分（６８Ａ、６８Ｂ）を含む、
タービンエンジン。 A turbine engine (12),
Turbine nozzle assembly (44) comprising a plurality of circumferentially spaced first parts (46A, 48A, 50A, 58A, 60A, 68A) and second parts (46B, 48B, 50B, 58B, 60B, 68B) When,
A plurality of transition pieces (33) each defining a hot gas path from a combustor (30) to the turbine nozzle assembly (44);
The first part (46A, 48A, 50A, 58A, 60A, 68A) is generally aligned with a contact surface (52) between two transition pieces (33) of the plurality of transition pieces (33). The second part (46B, 48B, 50B, 58B, 60B, 68B) is generally aligned with an opening of an individual transition piece of the plurality of transition pieces, and the first part (46A, 48A, 50A, 58A, 60A, 68A) include cooling holes (54) designed to direct flow toward the second part (46B, 48B, 50B, 58B, 60B, 68B), 2 parts Contact is configured to provide the first part (46A, 48A, 50A, 58A , 60A, 68A) even more cooling than ,
The first part (68A) and the second part (68B) include turbine nozzle shroud portions (68A, 68B) circumferentially adjacent to each other;
Turbine engine.
A plurality of combustors (30), said second part (46B, 48B, 50B, 58B , 60B, 68B) are generally aligned in the combustor, according to any one of claims 1 to 8 Turbine engine.
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